Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124 - Контрольная работа

Среди широкого круга задач динамики полета большое практическое значение имеют задачи, связанные с изучением установившегося прямолинейного движения самолета. При определении летно-технических характеристик самолета пользуются уравнением сил в проекции на оси траекторией системы координат, рассматривая при этом самолет как материальную точку переменной массы.К ЛТХ относится максимальная скорость горизонтального установившегося полета на разных высотах, предельно возможная высота горизонтального полета, время подъема самолета на различные высоты (если движение при подъеме принимать как установившееся), дальность полета самолета и т.д. Так как в условиях решаемой задачи угол наклона траектории невелик (? <20?), а угол (? ?) относительно мал, то можно принять, что P · cos (? ?) = Р, P · sin (? ?) = 0, cos ? = 1. ; , где ?Н - атмосферное давление на высоте Н; Н = 11000 м. м/с ; , Как видно, скорость полета, потребная при заданном значении су, в первом приближении (пренебрегаем составляющей силы тяги P · sin (? ?)) не зависит от тяги двигателя, а значит, зависит только от значения су. Необходимое условие установившегося полета - равновесие моментов сил, действующих на самолет,-выполняется летчиком путем соответствующего отклонения руля высоты. Из (1.4) следует, что для того, чтобы выполнить полет по траектории, летчик должен посредством рычага управления двигателем обеспечить необходимую (располагаемую) силу тяги Р.Для горизонтального установившегося полета без крена и скольжения при условий, что угол ? ? мал, имеем следующую систему уравнений Из первого уравнения, являющегося условием постоянства скорости, следует, что в горизонтальном установившемся полете тяга равна лобовому сопротивлению и называется потребной тягой Pn = X . Итак, потребная тяга определяется силой лобового сопротивления для установившегося горизонтального полета на высоте Н и может быть вычислена по формулам или ; (1.6)Тяга газотурбинного двигателя изменяется по высоте полета и скорости в зависимости от режима его работы и степени форсирования. С учетом этих замечаний располагаемую тягу двигателей, установленных на самолете и работающих на расчетных высоте и скорости, можно представить так: (1.8) · коэффициент, учитывающий уменьшение тяги двигателей вследствие потерь скоростного напора во входных устройствах ?В3 = 0,97; · коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей в зависимости от режима его работы (от степени дросселирования) ?ДР = 0,72. Расчетные формулы: Коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета М и степени двухконтурности двигателей m: ; (1.9)Используя построенные зависимости потребных и располагаемых тяг для горизонтального установившегося полета определяем ЛТХ самолета для каждой высоты полета., , (1.13) где СУ max = - коэффициент подъемной силы, соответствующий критическому углу атаки. Таким образом, эта скорость, при которой подъемная сила еще может уравновесить силу веса самолета на заданной высоте Ні. Практически на Vmin теор летать нельзя, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию изза резкого уменьшения су на закритических углах атаки. Вычисляем для каждой высоты полета Mmin и Vmin, полученные значения Mmin и Vmin сведем в таблицу. В свою очередь Кмах реализуется при полете с су = су НВ Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А).Между кривой, потребной для горизонтального полета тяги, и кривой располагаемой тяги находится область возможных режимов установившегося набора высоты (см. приложение А). Вертикальная составляющая скорость Vy связана со скоростью по траектории V соотношением: Vy = (Р - Pn) V/m g = ?P V/m g, (1.14) Время набора высоты определяем графоаналитическим путем. Площадь, ограниченная кривой 1/ Vy max, прямыми Н = 0, Н = Нпр и осью Н, определяем время набора высоты Нпр.Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства летчика сохранять заданный балансировочный режим полета и возвращаться к нему после прекращения действия внешних возмущений. Самолет статически устойчив, если при малом изменении углов атаки, скольжения и крена возникают силы и моменты, направленные на восстановление исходного режима полета. Управляемостью самолета называется его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия летчика любой предусмотренный в процессе полета маневр при допустимых условиях.Фокусом самолета называется точка на продольной оси самолета, относительно которой коэффициент продольного момента mz не зависит от угла атаки. Расчет положения фокуса совместно с определением центра тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчивости самолета.

Содержание

Введение

1. Аэродинамический расчет самолета

1.1 Расчет потребных тяг

1.2 Расчет располагаемых тяг

1.3 Определение летно-технических характеристик самолета

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета Vmin теор

1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vkp (Мкр)

1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Mmax)

1.3.5 Вертикальная скорость самолета. Наивыгоднейшая скорость набора высоты. Время подъема

2. Расчет характеристик устойчивости и управляемости самолета

2.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла (САХ)

2.2 Определение положения аэродинамического фокуса самолета

2.3 Расчет балансировочной кривой

Список использованных источников

Динамика полета - это наука о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических, гравитационных и реактивных сил.

Она представляет собой сочетание в основном трех классических дисциплин: механики твердого тела, механики жидкости и газа и математики.

Среди широкого круга задач динамики полета большое практическое значение имеют задачи, связанные с изучением установившегося прямолинейного движения самолета. Решение их позволяет определить летные характеристики самолета, характеризуемые диапазонами возможных скоростей и высот, скороподъемностью, дальностью, продолжительностью полета и т. д.

При определении летно-технических характеристик самолета пользуются уравнением сил в проекции на оси траекторией системы координат, рассматривая при этом самолет как материальную точку переменной массы. А при расчетах устойчивости и управляемости самолета его рассматривают как твердое тело.

Исходными данными для выполнения курсовой работы являются результаты курсовой работы по Аэродинамике «Расчет аэродинамических характеристик самолета Ан-124», его геометрические параметры, аэродинамические характеристики и крейсерские поляры.

Курсовая работа содержит расчеты, графики и рисунки, пояснения и обоснования расчета летно-технических характеристик, характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.